近地轨道高精度一体式星敏感器热设计及仿真验证

某型高精度一体式星敏感器指向精度高,对温度变化非常敏感。其所处近地轨道外热流复杂多变,一体式结构和内热源集中的综合因素不仅导致散热设计困难,而且镜头直接受到内热源发热影响难以保障指向精度。首先,结合轨道参数,安装布局获得星敏感器平均吸收外热流。然后,通过分析外热流与内热源工作情况,采用被动热控和主动热控相结合的热设计方法,并对星敏感器散热面的位置与大小进行设计与计算。最后,根据轨道环境和热控措施并利用热仿真软件进行热分析验证。仿真结果表明,安装法兰温度为19.82℃～20.10℃,镜头轴向温差小于2.23℃,周向温差小于0.48℃,电路盒温度为19.10℃～23.49℃,满足热控指标。通过合理的热控设计保证了极高精度星敏感器的稳定工作条件,星敏感器的热设计合理有效。     

太阳同步轨道星敏感器热设计典型工况确定

以某太阳同步轨道卫星星敏感器为例,阐述了热环境分析、外热流计算、典型工况条件确定以及热试验模拟的全过程。首先,分析了星敏感器所处的内、外部热环境,确定了其温度水平的主要影响因素。其次,进行了星敏感器通光孔到达外热流的计算,确定了典型工况的工况条件。然后,制定了星敏感器热平衡试验外热流的模拟方案,利用闭环程控系统进行外热流加载。最后,依据星敏感器自身特点,提出了热试验外热流的加载策略。典型工况条件的确定合理可行。     

星敏感器地面标定设备的设计

为了实现星敏感器的地面标定试验,设计一套视场大且星间角距模拟精度高的星敏感器地面标定系统,对标定系统的组成、光学系统设计和模拟仿真精度等进行研究。根据星敏感器的地面标定要求介绍系统组成,提出实现星间角距模拟精度优于20的方法;采用新型显示器件LCOS 作为星图显示器,通过像面拼接的方法扩大视场,并据此利用Zemax 软件设计光学系统。在原有测量方法的基础上,给出地面标定设备的精度评价方法。并提出一种能够提高星间角距模拟精度的星点修正方法。实验结果表明:星敏感器地面标定设备的星间角距模拟精度小于20,满足对星敏感器进行地面标定试验的要求。     

大相对孔径宽光谱星敏感器光学镜头设计

为满足大口径长焦距星敏感器的需求,对一种大口径热不敏星敏感器进行光机设计,根据指标要求,对热不敏系统进行光机热集成分析。使用MSC.Patran软件对主次镜结构施加温度载荷,计算出主次镜结构的热弹性变形,先利用MSC.Nastran软件计算热变形后节点的刚体位移,再利用Sigft光机接口软件分析得到变形后主次镜表面的Zernike多项式系数。将结果导入Zemax中,预判镜片面型变化以及刚体位移对弥散斑、光轴漂移量及波像差的影响。最后通过在20℃±5℃的温度范围内装调测试验证了系统性能满足指标要求以及光机热集成分析的准确性,提供了一套准确快捷的光机热集成分析流程。     

大视场宽谱段星敏感器光学系统设计

星敏感器是一种姿态测量系统,用于测量飞行器的实时姿态。该系统是一种基于CCD 探测器的适用于星敏感器的光学系统。通过相关参数的计算,利用ZEMAX 平台实现了具有良好成像质量的光学系统结构设计。该系统焦距为50 mm,F 数为1.8,具有较大的视场角:2=23,光谱范围较宽:500~850 nm,中心波长为680 nm。捕获三颗导航星的概率达100%。满足星敏感器对弥散斑、能量集中度和畸变等特殊要求。倍率色差得到了很好的校正,仅为0.087 m。系统仅使用6 片球面透镜,结构简单紧凑,易于加工制造。     

星敏感器反射式遮光罩设计

星敏感器主要用于探测深黑空间中的恒星,属于微弱信号的检测,视场外的太阳光和地气光是主要的杂散光源.反射式遮光罩表面以镜面反射为主,遵循反射定律,光线易于控制,因此能够通过合理的结构设计使大部分以抑制角入射的杂光返回入射空间,而且与传统遮光罩相比,加工较为容易.详细讨论了反射式遮光罩设计的基本方法,推导了一种改进型反射式遮光罩的设计公式,最后结合某星敏感器进行了仿真验证.结果表明:该遮光罩具有较佳的杂散光抑制能力/体积比,工程可实施性强,能实现观测五等星的目标.     

利用仿真星图的星敏感器地面功能测试方法

介绍了一种基于仿真星图的星敏感器地面功能测试方法.该方法对卫星(飞行器)运动轨道和姿态参数及星敏感器的姿态参数进行仿真计算、模拟生成星敏感器在轨状态下的仿真星图.星敏感器以此仿真星图作为测试信号源,通过对仿真星图的处理,实现对星点定位、星图识别、姿态计算等功能的全面测试.为简化电路设计,该方法选用星敏感器现有接口作为通讯接口.为满足功能测试的实时性需求,采取局部更新的手段来减少星图传输数据量.实验表明,该方法能对星敏感器电子部件的功能进行有效验证,在使用RS232接口、波特率设置为115 200 bps的情况下,可以实现20 Hz数据更新率的测试.该方法实现简单、通用性强且不依赖其他外部设备,可以满足航天环境试验和整星联调阶段的功能测试任务要求.     

新型分体式星敏感器设计及其应用

星敏感器是当前广泛应用于航天器姿态测量的高精度光学姿态敏感器。介绍了一种新型分体式星敏感器的总体设计、应用及验证情况,其已成功应用于科学试验、通讯及地球观测等多种卫星平台,共有21套产品在轨验证。根据在轨遥测数据分析,全面验证了其主要技术指标:探测灵敏度5.7Mv、数据更新率8Hz、测量精度2.6、阳光抑制角28、动态性能1（）/s等。新型分体式星敏感器是国际上首个在轨飞行验证并引入控制系统闭环控制的APS星敏感器,根据地面测试验证结果和20余套产品长达两年在轨数据的全面分析,其在轨性能与地面测试性能一致,在轨测试结果证明产品的测量精度、鲁棒性、可用性和可靠性等主要性能满足卫星使用要求。     

紫外星敏感器光学系统设计及其鬼像分析

针对空间紫外波段航天器自主导航姿态敏感器的特殊需求,提出基于正组为FK5和熔石英、负组为QF1的新型紫外玻璃组合方法,设计了波段330~365 nm、焦距80 mm、F数1.6、视场角88的紫外星敏感器。基于近轴鬼像能量计算的方法对鬼像抑制指标进行计算。利用Code V对系统轴上一阶鬼像进行初步的分析与判断,再利用非序列光线追迹对系统轴外多阶鬼像进行仿真计算,得到完备的轴外鬼像能量分布。结果表明,该光学系统结构紧凑,像质良好,各视场成像弥散斑均方根半径10 m内能量集中度大于80%,相对畸变优于0.05%,在相差7等星的动态范围下,像面处亮星最大鬼像光斑照度仅为暗星照度的1/21,满足紫外星敏感器的探测需求。     

高精度星敏感器随机振动分析

为了验证高精度星敏感器是否能承受飞行器发射过程中产生的随机振动载荷,对其进行了随机振动分析．从振动理论人手,详细阐述了高精度星敏感器随机振动分析过程中功率谱密度的确定．利用有限元分析软件Patran和Nastran对其进行随机振动分析,结果表明发射过程中产生的随机振动对高精度星敏感器的影响非常小,为其结构设计提供了依据．     

某空间气体监测仪热设计及试验验证

某空间气体监测仪结构布局紧凑,在较小尺寸空间内交错布置有8个镜头组件、11台电子设备内热源和2个电机。内热源数量众多,工作时间长,与镜头控温要求差别大,且1个电机为二维转动热源,这些特点给热设计带来挑战。为有效解决热控难题,采用了多种设计思路组合。基于热管理思路对监测仪各部组件热行为进行系统管理,以节省热控资源;基于间接热控思路对所处热环境复杂的光学镜头组件进行控温,提高其控温精度和温度稳定度;对转动电机则进行辐射冷却,避免在传热路径中引入挠性转动环节,以提高热控系统可靠性;并基于结构热控一体化设计,在结构上充分保证热设计各项需求。热平衡试验结果表明:高低温工况下,监测仪各部组件温度均满足指标要求,且整个寿命周期内,光学镜头温度稳定度较高,同一工况下光学镜头最大温度波动在1℃以内,实现了多热源复杂工作机制下光学镜头的高精度精密热控。     

机载全天时星敏感器参数设计及实验

为了提供机载全天时星敏感器参数设计方法,从光电探测信噪比公式出发,结合Modtran软件中天空亮度数据,推导了适用于星体目标探测的信噪比计算公式,并以探测3.5等、4等、4.5等星为例,重点研究了通光口径、系统F数、曝光时间与探测信噪比之间的变化规律,并给出机载全天时星敏感器相应参数的设计方法。为验证设计方法的正确性,设计了地面原理实验,选择以北极星（视星等2.02等）为探测目标,设计了通光口径83 mm、焦距1 500 mm的全天时星敏感器原理样机,通过地面观测实验,在天空辐射最强时刻对北极星的探测信噪比为6.84 dB,满足理论计算的6 dB指标需求,验证了设计方法的正确性。     

一种甚高精度星敏感器精度测试方法

根据星敏感器的误差来源和组成,提出了对甚高精度星敏感器的瞬时误差(TE)、高频误差(HSFE)、低频误差(LSFE)三项误差的测试方法。针对星敏感器TE的测试,利用统计高精度静态光星模和基于高精度单星模拟器的星点质心定位误差的方法,得到星敏感器TE的误差;针对星敏感器HSFE的测试,利用高精度转台和单星模拟器,以微步距采集星点弥散斑在不同成像位置时的能量变化,计算星敏感器高频误差;针对星敏感器LSFE误差的测试,利用双轴转台,并且分别旋转转台的两轴,计算星敏感器星像坐标在像面上的变化来获得LSFE的误差。最后文中以某甚高精度星敏感器为例进行试验,结果表明测试方法有效。     

星敏感器镜头畸变模型选择

精确的成像模型是星敏感器高精度姿态测量的关键,尤其是成像模型中镜头畸变模型的选择。根据几何推断的最大信息量准则,对不同的镜头畸变模型在不同星点位置的噪声水平以及不同畸变系数情况进行了仿真比较,并通过实验进行了验证。实验结果与仿真分析结果一致,结果表明:在镜头畸变系数小于2e-5且星点位置噪声水平小于0.5像素时,采用一阶径向畸变模型即可;当镜头畸变系数大于2e-5或星点位置噪声水平大于0.5像素时,可采用3参数的一阶径向畸变加一阶切向畸变,更多参数及更高阶模型的优势并不明显。     

密闭式红外传感器的结构热设计研究

通过对密闭式红外传感器在高温环境下工作时的稳态热设计计算,进行产品的结构分析,并对该产品的结构热设计进行研究。利用Icepak热仿真软件对产品散热翅片的结构和风扇的选择与位置进行优化。最后根据仿真结果进行辅助结构热设计,进而达到节约设计成本,提高产品研发效率和产品可靠性的效果。     

基于GA-LM融合的星敏感器参数标定算法

针对传统标定算法精度存在受到初始值影响较大的问题,提出一种基于GA-LM融合的参数标定算法。首先分析了星敏感器系统误差对星点坐标位置的影响,确定各标定参数。接着充分利用了GA算法的全局搜索以及LM算法的局部寻优能力,提出一种融合算法解决了最小二乘算法依赖初值、易陷入局部收敛以及GA算法标定效率低、标定结果差的问题,通过半实物仿真系统实验表明,相比于优化前精度提高了88.099%,相比于传统最小二乘法的精度提高了68.015%,体现出了融合算法较大的优越性。     

高空光学遥感器热设计参数的灵敏度分析

为减小高空光学遥感器的热设计误差,提高其热控效率,利用灵敏度分析方法对高空光学遥感器的热设计参数进行了分析。根据能量守恒定律建立了光学遥感器高空航摄时的热平衡方程,并对影响透镜组件温度分布的热设计参数进行了灵敏度分析。分析结果表明,对流换热、内部热源及构件之间的热阻对高空光学遥感器透镜组件的温差影响较大。试验结果表明,基于灵敏度分析结果的热设计方案合理有效。